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楼主: songhuiwd933
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[专题] 日本新一代运载火箭H-3—— PDR完成

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cmj9808 发表于 2013-12-29 10:08 | 显示全部楼层
H-3的固推是类似于EELV使用的小固推,推力大概和GEM46差不多,不是P230和RSRM那种大固推。
junzheng 发表于 2013-12-29 22:21 | 显示全部楼层

固推的大推力是否可以弥补比冲的不足?
如果使用甲烷机做助推的话,能否发展成重复使用的类型来降低成本

点评

推力怎么能弥补比冲的不足?比冲是火箭的油耗,决定了你能跑多远,推力大只是减少一点重力损失  发表于 2014-3-13 20:36
楠宫晓风vn 发表于 2013-12-29 22:47 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
黑与白 发表于 2013-12-29 10:00
但是固推不是推力大吗?起飞加速性好啊,液推做到1500吨级别也不容易啊

3.7米左右的直径塞两台F1或者三台RD180还是没有压力的,1500吨不是做不到。

点评

SLS新的液发助推直径是5.5米、并联两台F-1A。3台RD180或AJ系列的,也在这个量级。  发表于 2013-12-30 08:03
楠宫晓风vn 发表于 2013-12-29 22:51 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
junzheng 发表于 2013-12-29 22:21
固推的大推力是否可以弥补比冲的不足?
如果使用甲烷机做助推的话,能否发展成重复使用的类型来降低成本

甲烷单位体积能量密度太小……不过美帝确实给航天飞机做过这一类的助推,最后不了了之……太阳神的战车有介绍。
其实猎鹰9v1.1的芯级做助推就不错,毛子也试图山寨这种模式了。7到9台燃气发生器循环煤油机并联做助推……还是有前途的……

点评

液氧甲烷的密度比冲只比煤油低百分之二十几,比液氢好多了,作为复用起飞级来说还是很合适的,Raptor就已经明确是全流量分级燃烧的甲烷机  发表于 2014-3-13 20:35
黑与白 发表于 2013-12-30 08:36 | 显示全部楼层
楠宫晓风vn 发表于 2013-12-29 22:47
3.7米左右的直径塞两台F1或者三台RD180还是没有压力的,1500吨不是做不到。


3.7米直径两台f1那得多长啊,不可能是3.7米
joki 发表于 2013-12-30 13:37 | 显示全部楼层
楠宫晓风vn 发表于 2013-12-29 22:51
甲烷单位体积能量密度太小……不过美帝确实给航天飞机做过这一类的助推,最后不了了之……太阳神的战车有 ...

F9系列复用效果还得看疗效,燃气发生器循环煤油机的积碳问题肯定是个坎,SES-8的几次发射延迟,直接导致更换了一个燃气发生器,发动机也需要重新清洗才能使用。用个几次应该没问题,但是不是能达到比较经济的效果,现在还说不好。
毛子那个只是超重型火箭方案之一,能不能选上还不好说。何况根本没考虑复用。
joki 发表于 2014-1-3 08:40 | 显示全部楼层
@cmj9808
如果采用H-2A的一级尺寸,参照Delta IV,大概工作180-200s。考虑到LE-11/MB-60的推力有27t,这个一级工作时间是可接受的。当然也不排除JAXA会采用4.2或4.5米

查了一下,LE-9(LE-X)真空推力1450kN、真空比冲432s,H-2A芯一级加注量是101.1吨。照此计算,芯一级在不节流的情况下,约工作150s。感觉有些偏短,不知道这样行不行。或许可以适当延长芯一级储箱,或者是末段适当节流工作。
PS:粗略看来,用4米径储箱加长,燃烧时间基本是可以匹配的。但是双机并联所需空间比较大。LE-7A双机勉强塞进5.2米里,LE-9虽然面积比降到37,但推力大了30%以上,双机塞4米感觉很紧张。

cmj9808 发表于 2014-1-3 13:42 | 显示全部楼层
本帖最后由 cmj9808 于 2014-1-3 13:43 编辑
joki 发表于 2014-1-3 08:40
@cmj9808

查了一下,LE-9(LE-X)真空推力1450kN、真空比冲432s,H-2A芯一级加注量是101.1吨。照此计算 ...

从膨胀比(37:1)推断,LE-9的工作时间大概在300-340s

PS:H-2A和Delta IV的一级长度相仿(37.2m vs 36.6m),LE-7A和RS-68的O/F都是6,储箱容积大致是42:5.12,约合1:1.6,但H-2A和Delta IV的一级推进剂重量却是1:2(101t vs 204t),不知是何原因?



ddeell72 发表于 2014-1-3 13:59 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
我觉得,日本人应该还是希望能多拿下些国际市场,否则就国内这点儿发射次数,成本咋下来啊?
joki 发表于 2014-1-3 14:12 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2014-1-3 13:42
从膨胀比(37:1)推断,LE-9的工作时间大概在300-340s

PS:H-2A和Delta IV的一级长度相仿(37.2m vs  ...

查了一下H-2A的数据,一级37.2米、二级9.2米、整流罩12米,合计58.4米。而H-2A全箭高度实际为53米,据此推测37.2米是包括了级间段的长度,58.4-53=5.4米。实际一级长度约37.2-5.4=31.8米。
另外,LE-7A的混合比是5.9。综合起来就比较接近了。

点评

H-2A的一级长度应该是把级间段算进去了。  发表于 2014-1-3 14:30
膨胀比不知道是不是已经最后敲定了,没准之前的设计也考虑了单发用的可能?如果是双机并联塞4米径,搞不好要向RS68的21.5看齐。  发表于 2014-1-3 14:19
cmj9808 发表于 2014-1-3 14:36 | 显示全部楼层
2011年28th ISTS的<Overview of LE-X Research and Development>一文中有相对较新的参数,60%节流,SSO任务工作200s(100% 140s+60% 60s),O/F=6.9,肯定不会用H-2A的一级了。
PS:海平面推力和真空推力没变化,膨胀比应该仍是37。

图片1.png




点评

LE-X这指标够高的,如此混合比下还能有这个比冲水平。地面比冲都360s+了。  发表于 2014-1-3 16:22
cmj9808 发表于 2014-1-3 16:51 | 显示全部楼层
本帖最后由 cmj9808 于 2014-1-3 17:05 编辑
cmj9808 发表于 2014-1-3 14:36
2011年28th ISTS的一文中有相对较新的参数,60%节流,SSO任务工作200s(100% 140s+60% 60s),O/F=6.9,肯定 ...

不知道是不是写错了,氢氧发动机的O/F有大于6的吗?另外,一级工作时间180-200s需要37这么高的膨胀比吗?

PS:又看了一下,6.9是燃烧室混合比(chamber O/F), 引擎混合比(engine O/F)还是5.9

一级推进剂111t,比H-2A略有加长(不含级间段约35m)

图片2.png

点评

看样子是尾部加了发动机整流罩以容纳。  发表于 2014-1-4 15:36
naugty 发表于 2014-1-3 18:42 | 显示全部楼层
LE-X是开式膨胀循环,一部分气氢驱动涡轮后排放,chamber混合比要比整机混合比高
纸飞机 发表于 2014-1-3 19:57 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2014-1-3 16:51
不知道是不是写错了,氢氧发动机的O/F有大于6的吗?另外,一级工作时间180-200s需要37这么高的膨胀比吗? ...

火神2是6.1
cmj9808 发表于 2014-1-3 20:39 | 显示全部楼层

多谢。查了下,火神2的推力室混合比是6.74,LE-9的O/F(TC)可能是最高的了。

http://cs.astrium.eads.net/sp/la ... -rocket-engine.html
cmj9808 发表于 2014-1-17 16:36 | 显示全部楼层
日本政府正式启动H-3开发工作,火箭和地面系统预算总计19亿USD,FY14拨款70MUSD
Tentatively scheduled for a first launch in 2020, the two-stage H-3 will be powered by a combination of liquid- and solid-fueled motors and be capable of placing up to 6.5 metric tons of payload into geostationary transfer orbit. The target cost per launch is $50 million to $70 million...
The H-3 will stand about 60 meters tall and have a core stage powered by a new liquid-hydrogen/liquid oxygen main engine dubbed LE-X and anywhere from two to six solid-fueled strap-on boosters. The solid-fueled boosters will be based closely on the second stage of Japan’s new Epsilon small rocket, which successfully debuted in September.
http://www.spacenews.com/article/civil-space/39069japan-approves-19b-for-h-3-rocket
cmj9808 发表于 2014-1-17 17:38 | 显示全部楼层
本帖最后由 cmj9808 于 2014-1-17 17:46 编辑

H-3的直径介于4.5-5m之间,发射场在吉信LP-1的基础上改建,H-2A/B共用LP-2,现有VAB旁边修建HIF。

图片1.png

图片2.png

图片3.png

图片4.png

naugty 发表于 2014-1-17 21:00 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2014-1-17 17:38
H-3的直径介于4.5-5m之间,发射场在吉信LP-1的基础上改建,H-2A/B共用LP-2,现有VAB旁边修建HIF。

发现H3是H-2A/B完全推倒重来,H-2A的LE-7A、LE-5B、SRB、4.2和5.2m箭体都没继承,鬼子为了研发舍得砸钱啊!

另外不看好H-3的预期的成本优势,和Falcon9、soyuz基本不可能有竞争优势。

点评

鬼子估计基本放弃商业市场了,再怎么也竞争不过美俄的,人家的规模效应根本没法比  发表于 2014-3-13 20:32
guoqing124 发表于 2014-1-18 00:36 | 显示全部楼层
naugty 发表于 2014-1-17 21:00
发现H3是H-2A/B完全推倒重来,H-2A的LE-7A、LE-5B、SRB、4.2和5.2m箭体都没继承,鬼子为了研发舍得砸钱啊 ...

注重研发,市场小,成本摊不下来,最后没有竞争力。
cmj9808 发表于 2014-1-18 00:40 | 显示全部楼层
naugty 发表于 2014-1-17 21:00
发现H3是H-2A/B完全推倒重来,H-2A的LE-7A、LE-5B、SRB、4.2和5.2m箭体都没继承,鬼子为了研发舍得砸钱啊 ...

箭体没继承倒也正常,delta iv,atlas v,ariane和angara与之前的箭体都没有继承,这是由于火箭构型的进化和运力区间的变化造成的,而且LE7A的制造工艺也落后了,就像RS68没有继承SSME一样,LE-9的设计借鉴了MB60,制造工艺则采用了RS68和Merlin 1D使用的整体成型和通道壁。
至于成本的降低主要是靠工艺改进和操作简化实现的,类似RS68之于SSME,但肯定没法和SpX这种唯成本论的商业公司比。毕竟日本的火箭技术要借助H3项目整体上一个台阶,这才是这个项目的真正价值。
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